3. MATERYAL VE YÖNTEM
3.3 Mekanik Karakterizasyon
Ġnfüzyon yöntemiyle üretilmiĢ plakalardan ASTM standardına göre ortotropik doğrultularda çekme numuneleri alınarak (Ģekil) çekme cihazı yardımıyla ve üç nokta eğme testi yardımıyla numunelerin mekanik özellikleri belirlenmiĢtir. Çekme testleri sonucunda ürettiğimiz kompozit malzemelerin mekanik özellikleri aĢağıda verilmektedir.
23 3.3.1 Çekme Testi Sonuçları
Çizelge 3.5Karbon Dokuma Takviyeli Kompozit Numuneler için Mekanik Özellikler
Katman Sayısı
Test Yönü
Çekme Elastisite Modülü (GPa)
Çekme Dayanımı (MPa)
Kopma Uzaması %
Numune Kalınlığı (mm)
1 MD 18.206
300.105 2.34 0.35
BD 5.606 97.453 34.48
CD 18.201 300.11 2.32
2 MD 21.117
382.816 3.010 0.526
BD 7.596 78.938 34.88
CD 21.102 381.24 3.087
3 MD 21.650 382.333 3.366 0.73
BD 7.063 80.162 33.353
CD 21.680 382 3.36
4 MD 22.319 460.181 4.067 1.06
BD 7.353 105.755 33.247
CD 22.308 460.1 4.06
24
Çizelge 3.6NCF (+45/-45) Karbon Takviyeli Kompozit Numuneler için Mekanik Özellikler
Katman Sayısı
Test Yönü
Çekme Elastisite
Modülü (GPa) Çekme Dayanımı
Çizelge 3.7NCF (+45/-45) Karbon / Dokuma Takviyeli Kompozit Numuneler için Mekanik Özellikler
Katman Sayısı
Test Yönü
Çekme Elastisite
Modülü (GPa) Çekme Dayanımı
Çizelge 3.8Aramid (A) / Karbon (K) Dokuma Takviyeli Kompozit Numuneler için Mekanik Özellikler
25 3.3.2 Eğilme Testi
Kompozit numunelerin eğilme rijitliğini belirleyebilmek için numuneler ISO3167 standardına göre üç nokta eğme testi ölçülerinde üretilmiĢ malzemeler ile gerçekleĢtirilmiĢtir. Ürettiğimiz numunelerin kalınlık değerlerinin 5mm‟nin altında olması sebebiyle eğilme numuneleri oluĢturulamamıĢ bu sebeple kalınlık değeri polietilen keçe ile arttırılarak elyaf malzemelerin eğilme Ģekil değiĢtirme davranıĢı incelenmiĢtir.
Şekil 3 4Eğilme testi
Çizelge 3.9Karbon-Keçe-Kevlar Eğilme Test Sonuçları
Numune Sayısı
26
Çizelge 3.10Karbon-Keçe-Karbon Eğilme Test Sonuçları
Numune Sayısı
Elast.
Modülü(
MPa)
Max.
Yük Kgf
Eğilme Muk.
(Mpa)
Max.
Yükteki Uzama
%
Kopma Uzaması
%
GeniĢlik mm
Kalınlık mm 1 32479,8 20,3688 249,687 0,88188 0,89375 10 2,4 2 29566,4 17,7048 217,031 0,92563 2,32125 10 2,4 3 30698,8 19,7315 241,875 1,08563 2,06438 10 2,4 4 29595,2 20,2923 248,75 0,98063 2,075 10 2,4 Ortalama
Değer 30585,0 5
19,5243 5
239,3357 5
0,96844 25
1,83859
5 10 2,4
Maximum
Değer 32479,8 20,3688 249,687 1,08563 2,32125 10 2,4 Minimum
Değer 29566,4 17,7048 217,031 0,88188 0,89375 10 2,4
Şekil 3.5Karbon-Keçe-Kevlar Eğilme Hasarı
27 3.4 Termal Burkulma Testi
Üretilen kompozit numunelerin termal davranıĢını incelemek amacıyla aĢağıda gösterilen termal bir kabin tasarlandı. Numuneler iki tarafından ankastre sınır Ģartlarını sağlayacak Ģekilde tasarlanan iki küçük mengene ile bağlanarak kabin içerisine yerleĢtirildi. Ortam sıcaklığı J tipi hassas ölçüm alan termokupl (sıcaklık ölçer ) ile ölçülerek sıcaklık kontrol ünitesine aktarılmıĢtır. Numuneler önceden belirlenmiĢ bir sıcaklığa kadar ısıtılarak homojen sıcaklığa ulaĢılıncaya kadar beklenmiĢ daha sonra 22℃ „ye ani soğutma yapılmıĢtır. Sıcaklık aralığı belirlenirken numunelerin malzeme özelliklerine göre karıĢımlar kuralıyla tespit edilmiĢ termal uzama katsayısı baz alınarak numuneler sonlu elemanlar paket programıyla modellenmiĢ termal burkulma sıcaklıkları belirlenmiĢtir. Deneysel olarak elde edilen sonuçlar nümerik sonuçlarla karĢılaĢtırılarak burkulma sıcaklık aralığı tespit edilmiĢtir. Nümerik incelemede Sonlu elemanlar yazılımı Ansys kullanılmıĢtır.
Öncelikle tabakalı kompozitlerde teorik rijitlik ve termal yük, Ģekil değiĢtirme tanımlamaları elde edilmiĢtir.
28
Şekil 3.6Termal Burkulma Test Kabini ve Kompozit Numunesi 3.4.1 Termal Uzama Katsayısı Teorik Hesaplamaları
Lamina Plaklarda birinci mertebe kayma deformasyon teorisine bağlı olarak plak denklemlerinin çıkartılmıĢtır.
Birinci mertebe kayma deformasyon teorisine bağlı olarak deplasman alanı aĢağıdaki denklem ile tanımlanabilir [13].
) genlemelerini ve kayma gerilmelerini tanımlayan Ģekil fonksiyonlarını göstermektedir.
Hamilton prensibi uygulanırsa birbirinden bağımsız 5 plak denklemi aĢağıdaki Ģekilde elde edilir.
0
29
Plak denklemlerindeki iç kuvvetleri ve moment ifadeleri rijitlikler cinsinden aĢağıdaki Ģekilde tanımlanmıĢtır. Tanımlamalar yapılırken koordinat sistemi (x,y,z) plağın orta düzlemi olarak seçilmiĢtir [14].
(a/2xa/2 a/2 ya/2 h/2zh/2)
Bu denklemdeki katsayılar (rijitlikler) aĢağıdaki gibi tanımlanmıĢtır [15].
30
( c ) ve ( a ) indisleri sırasıyla klasik plak teorisindeki ve birinci mertebe teorisindeki terimleri göstermektedir. Birinci mertebe teorisi Ģekil fonksiyonlarının aĢağıdaki Ģekilde seçilmesiyle tanımlanır.
z
N , termal burkulma durumunda sabit sıcaklık artıĢında oluĢan dıĢ yükleri göstermektedir . Açılı katmanlı lamina kompozitlerde sabit sıcaklık altında oluĢan dıĢ yükler aĢağıdaki Ģekilde tanımlanabilir.
Burada termal kayma yükleri özelde ortotropik lamina kompozitlerde sıfır alınır, thermal uzama katsayıları aĢağıdaki formda tanımlanır [16].
𝛼1, 𝛼2 termal uzama katsayıları teorik olarak literatürde tanımlanmıĢtır [3648].
Scharper (1968)‟de izotropik fazlara sahip olan izotropik ve anizotropik kompozitler için termal uzama katsayısını belirlemiĢtir. Ġki fazlı bir kompozitte boyuna ve enine yöndeki termal uzama katsayısı aĢağıdaki Ģekilde tanımlanabilir [9].
α1 =Efαfvf + Emαmvm
Efvf+ Emvm (13)
𝛼2 = 1 + 𝜗𝑓 𝛼𝑓𝑣𝑓 + 1 + 𝜗𝑚 𝛼𝑚𝑣𝑚 − 𝛼1 𝜗𝑓𝑣𝑓 + 𝜗𝑚𝑣𝑚 (14) Dokuma kompozitlerde yakın sonuçları aĢağıda denklemi verilen karıĢımlar kuralı ile elde ettik.
α1 = ∝2=∝𝑐= 𝜈𝑓𝛼𝑓 + 𝜈𝑚𝛼𝑚 (15)
31
Çizelge 3.11Karbon Elyaf ve Aramid Elyaf Dokuma KumaĢların Termal Uzama Katsayıları
Malzeme Uzunlamasına Yönde Isıl GenleĢme Katsayısı
𝛼𝑓 (10−6 ) 𝐶° Dokuma Karbon KumaĢ
Atkı Elyaf: Tenax-E HTA 401k Çözgü Elyaf: Tenax-E HTA 40 1k
-0.1
Dokuma Aramid KumaĢ
110 gr/m2 twill -2.4
Çizelge 3.12Kıvrımsız Destekli Karbon Elyaf KumaĢların Uzunlamasına Termal Uzama Katsayısı
Malzeme Uzunlamasına Yönde Isıl GenleĢme Katsayısı
𝛼𝑓1 (10−6 ) 𝐶° +45/-45 NCF Karbon
KumaĢ
-0.1
Çizelge 3.13Vinlester Termoset Recine Uzama Katsayısı
Malzeme Uzunlamasına Yönde Isıl GenleĢme Katsayısı 𝛼𝑚(10−6 ) 𝐶°
Vinlester Termoset
Reçine 10
32 3.4.2 Kompozit Numunelerin Termal Analizi
ÇalıĢmamızda öncelikle kompozit malzemelerin termal uzama katsayıları karıĢımlar kuralı denklemleri yardımıyla bulunmuĢtur. Ayrıca termal burkulma deneyinden elde edilen burkulma mod Ģekilleri nümerik olarak sonlu elemanlar analizleriyle karĢılaĢtırılarak teorik hesaplamanın termal burkulma deney sonuçlarıyla uyumluluğu araĢtırılmıĢtır. AĢağıdaki Çizelgede ürettiğimiz kompozit malzemelerin teorik olarak hesaplanmıĢ termal uzama katsayıları verilmektedir.
Çizelge 3.14Üretilen Kompozit Malzemelerin Hesaplanan Termal Uzama Katsayıları
Malzeme
Katman DiziliĢi
Hacim Oranı (%)
Kalınlık (mm)
Isıl GenleĢme
Katsayısı KarıĢımlar Kuralı 𝛼𝑐(10−6 ) 𝐶° Dokuma Karbon Takviyeli
Tenax-E HTA 40 (K) / Vinlester Kompozit
K 35 0.35 6.465
KK 35 0.526 6.465
KKK 35 0.73 6.465
KKKK 35.7 1.06 6.394
Dokuma Aramid (A) Takviyeli Vinlester
A 32 0.34 6.032
AA 32 0.52 6.032
AAA 32 0.72 6.032
AAAA 32 1.03 6.032
Dokuma Aramid (A) /Karbon
Takviyeli Vinlester AK 30.8 0.51 6.535
Dokuma Aramid/Karbon
Takviyeli Vinlester Kompozit AKAK 32.39 1.06 6.356 Dokuma Aramid/Karbon
Takviyeli Vinlester Kompozit AAKK 32.39 0.96 6.356
33 +45/-45 NCF Karbon
KumaĢ (NK) / Vinlester Kompozit
NKNK 35 0.99 6.465
+45/-45 NCF Karbon KumaĢ / Dokuma / Vinlester Kompozit
KNKK 28.9 1.17 7.0810
Sonlu Elemanlar Modeli termal burkulma test koĢullarını sağlayacak Ģekilde modellenmiĢtir. AĢağıda analizde kullanılan sonlu elemanlar modeli ve sınır koĢulları gösterilmiĢtir.
Şekil 3.7Termal Burkulma Testi Sonlu Elemanlar Modeli
Sonlu Elemanlar Modelinde termal burkulma testi boyutlarında bir plaka modellemiĢtir. Mesh sayısı yakıĢama çalıĢması yapılarak 200 olarak belirlenmiĢtir.
Sonlu elemanlar modelinde numune iki kenarından Ģekilde görüldüğü gibi ankastre olarak mesnetlenmiĢtir. Analiz sonuçlarına uygun olarak reçine ergime sıcaklığına (120 ℃)kadar numuneye üniform sıcaklık uygulanmıĢtır.
Termal burkulma testi sonuçları ve sonlu elemanlar modelinden elde edilen termal yük, termal Ģekil değiĢtirme, termal gerilme ve burkulma mod oranı sonuçları aĢağıdaçizelgeler halinde verilmiĢtir.
34
Çizelge 3.15(0°/90°) Yönlerden AlınmıĢ Numunelerde Termal Burkulma Test
Sonuçları Malzeme
Katman DiziliĢ
Mod Numarası
Deneysel Burkulma Sıcaklığı ℃
Burkulma Yükü (N)
Kalınlık (mm)
Dokuma Karbon Takviyeli / Vinlester Kompozit
K Mod1 -40.325 21.167 0.35
Mod2 -82.75 43.437
KK Mod1 -72.768 76.382 0.526
Mod2 - -
Dokuma Aramid / Karbon Takviyeli Vinlester
AK
Mod1 -68.440 82.128 0.51
Mod2 - -
Malzeme Katman
DiziliĢi
Mod Numarası
Deneysel Burkulma Sıcaklığı ℃
Burkulma Yükü (N)
Kalınlık (mm)
35
Çizelge 3.16(45°/-45°) Yönlerden AlınmıĢ Numunelerde Termal Burkulma Test Sonuçları
Çizelge 3.17Burkulma Sıcaklığında Termal Gerilmeler ve ġekil DeğiĢtirmeler
Burada K-1, K-2 ifadeleri sırasıyla (0°/90°)ve. (45°/-45°) yönlerden alınmış numuneleri belirtmektedir. 𝑈𝑥 X yönünde mutlak şekil değiştirmeyi, 𝑈𝑦 Y yönünde mutlak şekil
değiştirmeyi, SxX yönünde normal gerilmeyi, SyY yönünde normal gerilmeyi göstermektedir.
Dokuma Karbon
Dokuma Aramid / Karbon Takviyeli
36
Şekil 3.8Tek Kat. Dokuma Karbon/ Vinlester Kompozitte Termal Burkulma (Mod 1)
Şekil 3.9Tek Kat Dokuma Karbon/ Vinlester Kompozitte Termal Burkulma Testi (Mod 1)
Şekil 3.10Tek Kat. Dokuma Karbon/ Vinlester Kompozitte Termal Gerilme
37
Şekil 3.11Tek Katmanlı Dokuma Karbon/ Vinlester Kompozitte Termal Burkulma (Mod2)
Şekil 3.12Tek Katmanlı Dokuma Karbon/ Vinlester Kompozitte Termal Burkulma Testi (Mod2)
38
Şekil 3.13Ġki Katmanlı Dokuma Karbon/ Vinlester Kompozitte Termal Burkulma (Mod1)
Şekil 3.14ĠkiKatmanlı Dokuma Karbon/ Vinlester Kompozitte Termal Gerilmeler
39
Şekil 3.15Ġki Katmanlı Dokuma Aramid/Karbon Takviyeli Vinlester Kompozitte Termal Burkulma (Mod1)
Şekil 3.16Ġki Katmanlı Dokuma Aramid/Karbon Takviyeli Vinlester Kompozitte Termal Burkulma (Mod1)
40
Şekil 3.17Ġki Katmanlı Dokuma Aramid/Karbon Takviyeli Vinlester Kompozitte Termal Gerilmeler
Şekil 3.18BurkulmuĢ Kompozitlerin Düzleme göre Açısal Yanal Kesit Deformasyon ġekilleri
3.4.3 Termal Çevrimin Burkulma ve Kompozit Malzeme Üzerine Etkisinin İncelenmesi
Üretilen numunelerin termal yük altındaki değiĢimleri reçine özelliklerinden dolayı reçine mukavemetine etki yapmakta bu yüzden kompozit malzemenin çekme mukavemeti önemli oranda değiĢmemektedir. Termal çevrimin etkisini araĢtırmak için numunelere burkulma sıcaklığının hemen altında bir sıcaklıkta aĢağıdaki grafikte gösterildiği gibi termal çevrim uygulanmıĢtır. Termal çevrim öncesi ve sonrası burkulma sıcaklıklarındaki değiĢim aĢağıda Çizelge halinde verilmektedir.
Sıcaklık ℃
41
Şekil 3.19Deneylerde Uygulanan Termal Çevrim
Termal çevrime uğramıĢ numunelerde delaminasyon bölgeleri gözlenmiĢtir.
ġekillerde görüldüğü gibi termal çevrim fiber matris arayüzeylerinde ayrılmalara sebep olmaktadır.
Şekil 3.20Termal Çevrim Sonucu Kompozitte OluĢan Delaminasyon Malzeme
Burkulma Sıcaklığı
℃Deney (Mod1)
Burkulma Sıcaklığı
℃Deney (Mod1) 5 çevrim
Burkulma Sıcaklığı
℃Deney (Mod1) 10 çevrim
Burkulma Sıcaklığı℃
Deney (Mod1)20 çevrim
Kalınlık
42
Çizelge 3.18Termal Çevrim Sonrası Termal Burkulma Sıcaklıklarının DeğiĢimi
Şekil 3.21Termal Çevrim Sonrası BurkulmuĢ Kompozit Numunelerin Optik Mikroskopta Kesit Görüntüleri
4. SONUÇ VE ÖNERİLER
Bu çalıĢmada karbon/kevlar kompozit numunelerin termal uzama ve stabilite davranıĢı araĢtırılmıĢtır.
Yapılan çalıĢmada üretilen kompozit malzemelerde karbon ve kevlar kumaĢlar düĢük termal uzama katsayıları sebebiyle tercih edilmiĢ termal mukavemet gerektiren Dokuma
Karbon Takviyeli Vinlester Kompozit
K 40.325 39.63 38.95 38.291 0.35
KK 72.768 72.155 71.545 70.954 0.526 Dokuma
Aramid Karbon Takviyeli Vinlester
AK
68.440 67.726 67.026 66.340 0.51
43
yerlerde ikincil yapısal eleman olarak kullanılmak üzere stabiliteleri ve termal çevrim davranıĢları incelenmiĢtir. ÇalıĢmada termal uygulamalarda matris malzemesi olarak kullanılan vinlester reçine, 120℃ sıcaklıklara kadar termal dayanım gösterebilmektedir. ÇalıĢmamızda kompozit numuneler infüzyon yöntemiyle üretilerek numunelerde hava boĢluğu oluĢması engellenmiĢ, destekleme elamanı olarak kullanılan dokuma ve kıvrımsız dokuma kumaĢların kalınlıklarında numuneler üretilmiĢtir.
Öncelikle ürettiğimiz numunelerin mekanik karakterizasyon iĢlemi gerçekleĢtirilmiĢ, malzeme özellikleri belirlenmiĢtir. Karbon dokuma- kevlar dokuma vinlester epoksi kompozitlerde katman sayısı arttıkça numune rijitliği artmıĢtır.
Dokuma kompozitlerde makine doğrultusundaki ve buna dik doğrultudaki mekanik özellikler birbirine yakın olup yüksek değerdedir, açılı yönlerdeki özellikler düĢük rijitlik, yüksek kopma uzaması sonuçları vermektedir.
Kevlar elyaf dokuma kullanımıyla hibrid kompozitlerde elastisite modüllerinde çok büyük bir değiĢim olmamakla birlikte mukavemet değerleri önemli oranda artmıĢtır. Bu sonuç kevlar malzemenin yüksek kopma uzama oranlarına sahip olmasından kaynaklanmaktadır.
NCF (+45/-45) açılı katmanlı kıvrımsız karbon elyaf numuneler düĢük mukavemet özellikleri göstermekle birlikte açılı yönde yüksek rijitlik ve mukavemet değerlerine sahiptirler.Yüksek mukavemet değerlerine ulaĢılamamasının sebebi kumaĢ arayüzlerinde vakum sonrası yapılan incelemelerde ortaya çıkan kumaĢ arayüzlerine reçinenin iĢlememe sorunudur. Bu sorunun düĢük gramajlı kumaĢ ile aĢılacağı düĢünülmektedir.
NCF kıvrımsız karbon elyaflara dokuma elyaflar eklendiğinde çok eksenli kompozit yapı sebebiyle her yönde dengeli ve mukavemetli kompozit yapılar elde edilmiĢtir.
Mekanik karakterizasyon iĢlemi sonrası numunelerin termal uzama katsayıları karıĢımlar kuralı ile bulunmuĢtur. Bulunan teorik değerler termal burkulma sonuçlarıyla karĢılaĢtırılarak numunelerin gerçek termal uzama katsayısı değerleri tespit edilmiĢtir.
44
Karbon ve aramid elyafın düĢük termal uzamaları sebebiyle numunelerin uzaması (6-7 x (10−6 )) aralığında tespit edilmiĢtir. KarıĢımlar kuralı ile belirlenen 𝐶° termal uzama katsayıları ile elde edilen termal burkulma sıcaklıkları deneyden elde edilen termal burkulma sıcaklıklarından yüksek değerler vermektedir.
Sonlu elemanlar modeliyle elde edilen termal burkulma sıcaklıkları ve termal burkulma mod Ģekilleri deney ile uyumluluk göstermektedir.
Kalınlık arttıkça termal burkulma sıcaklığı yükselmektedir. Kalın numunelerde (>0.51mm) reçinenin camsı geçiĢ sıcaklığı 120 ℃ olması sebebiyle çok yüksek sıcaklıklara çıkılamadığı için termal burkulma gözlenmemiĢtir. Kevlar elyaf takviyeli hibrid numuneler termal uzama katsayısının düĢük olması sebebiyle karbon numunelere göre daha yüksek sıcaklıkta burkulmaktadır. Hibrid numunelerin burkulma yükleri daha yüksektir.
Açılı katmanlı dokuma numunelerde termal burkulma yükü ve termal burkulma sıcaklığında oluĢan gerilmeler düĢük Ģekil değiĢtirmeler yüksektir.
Karbon yanında kevlar ile takviyelendirilmiĢ numunelerde kevların yüksek Ģekil değiĢtirme kabiliyetinden dolayı karbon elyafta oluĢan hasar sonucunda çekme testi ve üç nokta eğilme testleri sonlanmıĢtır.
Termal burkulma sıcaklığında gerçekleĢtirilen termal çevrimlerde numune matris malzemesinde ve elyaf kumaĢ ara yüzeyinde bozulmalar ve delaminasyonlar gözlenmiĢtir. Termal çevrim sayısına bağlı olarak numune stabilitesi bozulmakta daha düĢük sıcaklıklarda burkulmalar gözlenmektedir.
Bundan sonraki çalıĢmalarda bu çalıĢmanın devamı niteliğinde termal kürleme (curing) ve termal çevrimin arayüzey ve kompozit mukavemetine etkisi incelenebilir.
5. KAYNAKLAR
Adams D. F. ,(1970), Inelastic Analysis of a Unidirectional Composite Subjected to Transverse Normal Loading,4(3), 310-328.
Akkerman R.,Vries R.S.,(1998), Thermomechanical Properties of woven fabric composites,
FRC‟98, Newcastle upon Tyne (UK).
45
Aydogdu M.,(2007), Thermal buckling analysis of cross-ply laminated composite beamswith general boundary conditions , Composites Science and Technology, 67 ,1096–1104.
Aviles F., Carlsson L.A.,(2007), Post-buckling and debond propagation in sandwich panels subject to in-plane compression, Engineering Fracture Mechanics ,74, 794–806.
Beier U. , Fischer F.,Sandler J.K.W.,AltstaV., Weimer C., Christian B.W., (2007),Mechanical performance of carbon fibre-reinforced composites based on stitched preforms, Composites: Part A 38,1655–1663.
Bednarcyk B.A., Pindera M.J.,(1997),Micromechanical Modeling of Woven Metal Matrix Composites, University of Virginia, Charlottesville, Virginia, Nasa Contractor Report 204153.
Bibo G.A., Hogg P. J., Backhouse R.,Mills A.,(1997), Carbon Fiber non-crimp fabric laminates for cost effective damage-tolerant structures, Composite Science and Tech.,58(1),129-143.
Bozkurt E., Kaya E., Tanoglu M.,(2007),Mechanical and thermal behavior of non-crimp glass fiberreinforced layered clay/epoxy nanocomposites, Composite Science and Tech., 67(15–16), 3394–3403.
Chamis C.C., Sendeckyj G.P.,(1968), Critique on theories predicting thermoelastic properties of fibrous composites,2(3),332-358.
Dassios K.G. ,Musso S., Galiotis C. (2012),Compressive behavior of MWCNT/epoxy composite mats, Composites Science and Technology ,72 ,1027–1033.
Edgren F., Leif E. (2005), Approximate analytical constitutive model for non-crimp fabric composites, Composites: Part A 36 ,173–181.
Edgrena F., Mattsson D., Aspa L.E.,(2004), Formation of damage and its effects on non-crimp fabric reinforcedcomposites loaded in tension, Janis Varnab, Composites Science and Technology ,64 ,675–692.
Eruslu S.Ö. (2008) Kısa Elyaf Takviyeli Kompozit Plaklarda TitreĢim Analizi , Doktora Tezi, Trakya Üniversitesi Makine Mühendisliği.
Eruslu S.Ö.,Aydogdu M.,Filiz S.,(2012) ,Thermal buckling analysis of of short fiber reinforced laminated plates, Mechanics of Nano, Micro and Macro Composite Structures Conference.
Hsu Y.S., Reddy J.N. Bert C.W.,(1981), Thermoelasticity of circular cylindirical shells laminated of bimodulus composite materials, , Journal of Thermal Stresses 4(2),155-177.
Reddy J.N. ,Hsu Y.S., (1980), Effects of shear deformation and anisotropy on the thermal bending of layered composite platesJournal of Thermal Stresses 3(4), 475-493.
46
Reddy J.N., Chao W.C., (1981), Non-linear bending of thick rectangular, laminated composite plates, International Journal of Non-Linear Mechanics,16 (3-4) , 291–301.
Jones R.M.,(2005) ,Thermal buckling of uniformly heated unidirectional and symmetriccross-ply laminated fiber-reinforced composite uniaxial in-plane restrained simply supported rectangular plates, Composites Part A : Applied science and manufacturing. 36( 10), 1355–1367.
Kabir .H.R.H., Askar H., Chaudhuri R.A., (2003), Thermal buckling response of shear flexible laminated anisotropic plates using a three-node isoparametric element, Composite Structures, 59 (2),173–187.
Khan A.I.,(2009), Prediction of elastic properties of 2d orthogonal plain weave fabric composite, master thesis.
Kruckenberg T., Ye L., Paton R., (2008), Static and vibration compaction and microstructure analysison plain-woven textile fabrics, , Composites: Part A, 39, 488–502.
Lee J.,(1997), Thermally induced buckling of laminated composites by layerwise theory, Computers Strucrures , 65( 6), 917-922.
Murphy K.D., Ferreira D.,(2001), Thermal Buckling of Rectangular Plates.
International Journal of Solids and Structures. 38,3979-3994.
Meyers C.A., Hyer M.W., (1991),Thermal Buckling and Postbuckling of SymmetricallyLaminated Composite Plates, College of Engineering Virginia Polytechnic Institute and State University, februbary Nasa report.
Matsunaga H., (2006),Thermal buckling of angle-ply laminated composite and sandwich plates according to a global higher-order deformation theory, Composite Structures ,72(2) , 177–192.
Mikhaluk D.S., Truong T.C., Borovkov A.I., Lomov S.V., Verpoest I., (2008), Experimental observations and finite element modelling of damage initiation and evolution in carbon/epoxy non-crimp fabric composites, Engineering Fracture Mechanics, 75(9), 2751–2766.
Mattsson D., Joffe R.,Varna J.,(2008), Damage in NCF composites under tension:
Effect of layer stacking sequence , Engineering Fracture Mechanics, 75(9), 2666–2682.
Mital K.S.,(1996), Simplified Micromechanics of Plain Weave Composites, University of Toledo, Ohio , NASA Technical Memorandum 107165.
Mackerle J.,(2004), Finite element analyses and simulations of manufacturing processes of composites and their mechanical properties: a bibliography (1985–2003), Computational Materials Science ,31(3-4),187–219.
47
Manikandan Nair K.C., Thomas S., Groeninckx G.,(2001), Thermal and dynamic mechanical analysis of polystyrene composites reinforced with short sisal fibres,61(16),2519-2529.
Noor K.A., Starnes J.H., Peters J.M., (1995) , Thermomechanical postbuckling of multilayered composite panels with cutouts, Composite Structures, 30(4), 369-388.
Pan N.,(1996),Analysis of woven fabric strengths : prediction of fabric strength under uniaxial and biaxial extensions,Composites Science and Technology ,56(3), 311-327.
Pradeep V., Ganesan N.,(2008), Thermal buckling and vibration behavior of multi-layer rectangular viscoelastic sandwich plates, Journal of Sound and Vibration 310(1-2) ,169–183.
Sayman O.,(2002), Elastic-plastic and residual stresses in symmetric thermoplastic laminated plates under a linear thermal loading, Composites Science and Technology 62(9), 1231–1238.
Shivakumar, K. N. , Sundaresan, M. J. , Avva, V. S.,(1999), Structural Integrity of Discontinuous Stiffened Integrally Braided and Woven Composite Panels, DTIC Document.
Shiau L.C.,Kuo S.Y., Chen C.Y. ,(2010), Thermal buckling behavior of composite laminated plates
Composite Structures,92(2), 508-514.
Shariyat M.,(2007), Thermal buckling analysis of rectangular composite plates with temperature-dependent properties based on a layerwise theory, Thin-Walled Structures 45(4), 439–452.
Ray D.,Sarkar B.K.,Das S.,Rana A.K.,(2002),Dynamic mechanical and thermal analysis of vinylester-resin-matrix composites reinforced with untreated and alkali-treated jute fibres, Composites Science and Technology,62(7-8),911-917.
Schapery R.A.,(1968), Thermal expansion coefficients of composite materials based on energy principles,2( 3), 380-404.
Wu Z., Chen W.,(2007), Thermomechanical buckling of laminated composite and sandwich plates using global–local higher order theory, International Journal of Mechanical Sciences 49(6) ,712–721.
Vatangül E., (2008), Kompozit Malzemelerin Mekanik Özelliklerinin Belirlenmesi ve Ansys 10 Programı ile Isıl Gerilme Analizi, Dokuz Eylül Üni.Bitirme Tezi.